地球同步轨道卫星对地点波束天线在轨热分析

何安琦，祝尚坤，李　兵，王耀霆

（1.西安交通大学 装备智能诊断与控制研究所，西安 710049；2.西安空间无线电技术研究所，西安 7100100）



地球同步轨道卫星对地点波束天线在轨热分析

何安琦1，祝尚坤1，李兵1，王耀霆2

（1.西安交通大学 装备智能诊断与控制研究所，西安 710049；2.西安空间无线电技术研究所，西安 7100100）

卫星在轨运行期间，卫星天线部件的温度会随着不断变化的外热流和辐射交换而变化。对温度变化敏感的部件如天线反射器在这种情况下易发生热致振动现象，从而影响其正常功能。对在轨运行的卫星天线所进行的热分析为卫星天线的热控设计和热致振动的预测提供了温度数据。首先建立某型号卫星天线系统的物理模型，然后利用UG-TMG软件对其进行在轨运行空间瞬态热分析，最后分析天线反射器的温度结果，为以后的热致振动研究提供参考和数据支持。

振动与波；卫星；点波束天线；天线反射器；UG-TMG；热分析；热致振动

当卫星沿一定轨道运行时，不断变化的外热流和辐射交换会引起卫星部件温度场的不断变化，对于天线反射器等表面精度要求较高的卫星部件，剧烈的温度变化会引起热致振动现象，进而影响其正常工作［1］。因此为保证卫星重要部件正常运作，提前进行热致振动的预测和控制是很有必要的。在此过程中，热分析是热致振动分析的基础，热分析所提供温度数据的准确性决定了热致振动分析结果的可靠性。

目前，有限元法是热分析中最常用的方法，有限元方法可以使用一个统一的有限元模型来进行热分析和结构分析，这样就消除了热分析和结构分析之间的数据转换和接口问题，从而减小了工作量并提高了计算精度，因此有限元方法特别适合求解抛物面天线发射器等对热稳定性要求较高的空间飞行器部件的温度场［2］。UG-TMG软件具有强大的航天器轨道热效应分析和有限元分析求解功能，可以提供快速精确的方法求解复杂空间热问题，因此利用该软件建立卫星点波束天线热有限元模型并对仿真得出的温度结果进行了一定的分析，可对以后的热致振动研究提供参考和数据支持。

1　卫星天线分系统基本参数

1.1天线概述

所建立的卫星天线系统主体为上下底面直径分别为1 212 mm和2 240 mm、高为612.5 mm的圆锥形舱体，舱体侧面布置一点波束天线，采用（440× 400×12）mm的正馈单反射面天线。该天线由反射面、馈源组件、波导组件、支架、支撑结构等组成，如图1所示。

图1　点波束天线组件及布局

1.2材料与热物理属性

点波束天线支撑结构为16 mm厚的碳纤维铝蜂窝板，导热系数λ为1.64 W/m/K，半球发射率ε为0.74，太阳吸收率为0.92；其他部件均为铝合金材料，导热系数λ为117.2 W/m/K，半球发射率ε为0.14，太阳吸收率为0.36。

1.3轨道参数及卫星姿态

卫星运行于地球同步静止轨道，对地定向，三轴稳定，卫星+Z轴指向地心，+X指向飞行方向，图2所示为卫星地球同步轨道对地定向示意图。

图2　卫星地球同步轨道对地定向示意图

2　热分析模型的建立

采用UG-TMG软件进行热分析模型的建立。

2.1模型简化

考虑到天线各部件间换热关系和与外部环境辐射关系都十分复杂，因此根据实际情况进行了如下合理的简化假设：

（1）由于卫星处于36 000 km的轨道上，它受到的地球辐射和地球反照加热均可忽略不计，影响卫星温度变化的空间环境热源为太阳；

（2）由于星体内部温度变化对星外部件的影响是很小的，因此假定星体舱板温度为定值30℃；

（3）将相互搭接的舱板、支撑结构板视为连续的整体，忽略它们之间的接触热阻；

（4）忽略铝蜂窝板芯的径向导热及板芯内部的辐射换热；

（5）除天线外其他遮挡物简化为相应尺寸的立方体。

2.2模型网格划分

文中所有部件有限元网格均选取二维网格，不同部件的网格通过调整厚度使其保持与实际相符的质量，从而增加计算精度，所建热网格模型如图3所示。

图3　点波束天线系统热网格模型

3　在轨温度场分析

设置计算工况日期为春分点，太阳常数为计算时刻由当地时间00:00开始，外热流、角系数等每小时计算一次，分点时在进出阴影区附近卫星所受外热流变化剧烈，软件会自动增加4个计算点，因此在分点时一个周期中，外热流、角系数共有28个“计算位置”。得到卫星天线运行过程中的每个时刻的最高温度、最低温度和平均温度。卫星有众多天线部件，以某点波束天线的天线反射器为例，分析卫星在轨运行时候天线温度随时间变化的规律。利用TMG求解器求解瞬态条件下的温度响应，得到点波束天线反射器在轨稳定运行过程中四个周期的温度-时间变化曲线如图4所示。

图中展示的是卫星在入轨后的第四周期到第七周期的温度变化曲线。可以明显看出卫星温度变化的周期性，反射器面出现的最高温度约-53℃，最低温度约-95℃；反射器面的平均温度变化区间为-63℃～-85℃。

图4　天线反射器温度-变化曲线图（四个周期）

图5　天线反射器温度变化曲线（第七周期）

从图中可以看到一个周期内卫星在轨运行用时为24小时，其中在前11小时温度逐步升高，因为此阶段某型号的点波束天线反射器一直受到太阳辐射；此后温度突然开始剧烈的降低，此时卫星正好进入地球阴影区域，因此接受不到太阳辐射，温度发生骤变；到14小时的时候，卫星驶出地球阴影区域，因此温度又突然升高；接下来的时间温度缓慢降低，经过分析是因为反射器逐渐受到遮挡物的部分遮挡，因此温度会有缓慢的下降。

4　结语

（1）通过UG-TMG软件对某型号点波束天线进行热分析，可以看到反射器在进入和驶出地球阴影区域时会发生急剧的温度变化，从而有可能造成反射器的热致振动，妨碍反射器正常工作。

（2）通过UG-TMG进行瞬态热分析，可以对需要重点关注的卫星部件进行温度预测，进而根据结果采取相应的热控措施，保证部件安全运行。

（3）热分析温度结果为以后的热致振动的研究提供了重要的数据支持，是进行热振动分析的基础。

［1］钟杨帆，朱敏波，魏锋.I-DEAS在航天器热分析中的应用［J］.计算机工程与设计，2006，12：2306-2308.

［2］朱敏波，曹峰云，刘明治，等.星载大型可展开天线太空辐射热变形计算［J］.西安电子科技大学学报，2004，（1）：28-31.

［3］屈金祥.航天器系统热分析综述［J］.红外，2004，（10）：20-27.

［4］杨品.星载天线扫描机构热控分析及优化研究［D］.重庆：重庆大学，2012.

［5］张海涛.星载可展开天线热振动分析［D］.西安：西安电子科技大学，2012.

［6］朱敏波.星载大型可展开天线热分析技术研究［D］.西安：西安电子科技大学，2007.

［7］陈建新，刘伟强.某遥感卫星热分析技术研究［J］.上海航天，2011，（3）：46-49.

［8］刘巨.太阳同步圆轨道空间相机瞬态外热流计算［J］.中国光学，2012，（2）：148-153.

ThermalAnalysis of Satellite Spot BeamAntennas in Orbit

HE An-qi1，ZHU Shang-kun1，LIBing1，WANG Yao-ting2

（1.Intelligent Diagnosis and Control Equipment Institute，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710000，China；2.Xi’an Space Radio Technology Research Institute，Xi’an 710000，China）

In operation of satellites in orbit，the temperature of the satellite antennas changes with the heat flux and the radiation exchange.Satellite components such as antenna reflectors，which are sensitive to the temperature change，will have heat-induced vibrations.These vibrations can affect the normal function of the antennas.Thermal analysis of the satellite antennas traveling in the orbit can provide temperature data for the thermal control design of the satellite antennas and the prediction of the heat-induced vibrations.In this paper，firstly the physical model of a type of satellite antenna system is established，and then the transient heat in the orbit is analyzed by the software UG-TMG，finally the result of the temperature of the antenna reflectors is analyzed.

vibration and wave；satellite；spot beam antenna；antenna reflector；UG-TMG；thermal analysis；heatinduced vibrations

O241.82

ADOI编码：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.04.046

1006-1355（2016）04-0214-03

2015-11-28

何安琦（1991-），男，西安市人，硕士。

李兵，男，博士生导师，主要研究方向为信号处理及有限元分析、非线性动力学。E-mail:bli@mail.xjtu.edu.cn